[发明专利]星箭对接采用复合材料端框的承力筒结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星结构，具体地，涉及一种星箭对接采用复合材料端框的承力筒结构。

背景技术

中心承力筒广泛应用于各类卫星构型中，作为主承力结构，中心承力筒承受整个卫星的主要载荷并提供卫星足够的横向、纵向与扭转刚度，由下端框直接提供与运载火箭接口的承力筒，为保证精度与承载等要求通常采用铝合金作为下端框的材料，然而这大大增加了承力筒的重量。据统计，采用铝合金作为下端框材料时，其重量占承力筒总重20％～30％，这使得卫星结构轻量化设计面临极大的挑战。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种星箭对接采用复合材料端框的承力筒结构，其承力筒结构除加强角盒外的所有结构件全部采用碳纤维复合材料，并对筒体蒙皮进行变厚度设计，在满足承载要求的前提下大大降低了结构的重量，构型简单、传力直接、工艺成熟，通过对筒体蒙皮及上下端框材料参数的不同设计以适应不同应用需求，具有广泛的适用性。

根据本发明的一个方面，提供一种星箭对接采用复合材料端框的承力筒结构，其特征在于，其包括筒体、上端框、下端框、安装法兰，上端框和下端框都内嵌于筒体，并与筒体一体成型，安装法兰位于上端框的下方，下端框位于安装法兰的下方，安装法兰位于筒体的下方。

优选地，所述下端框的横截面为π字形的薄壁圆环，采用碳纤维复合材料，内嵌于筒体并通过角盒对与运载火箭连接位置进行局部加强。

优选地，所述上端框的横截面为π字形的薄壁圆环，采用碳纤维复合材料，内嵌于筒体并通过角盒对与载荷连接位置进行局部加强。

优选地，所述筒体为薄壁锥形筒，采用蜂窝夹层结构，内外蒙皮为变厚度铺层的全碳纤维复合材料并内置预埋梁。

优选地，所述安装法兰的横截面为T字形的薄壁圆环，采用碳纤维复合材料，通过胶接与螺接方式连接于筒体内侧与外侧。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明承力筒结构除加强角盒外的所有结构件全部采用碳纤维复合材料，并对筒体蒙皮进行变厚度设计，在满足承载要求的前提下大大降低了结构的重量，构型简单、传力直接、工艺成熟，通过对筒体蒙皮及上下端框材料参数的不同设计以适应不同应用需求，具有广泛的适用性。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的承力筒的示意图。

图2为本发明的承力筒部分结构示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1至图2所示，本发明星箭对接采用复合材料端框的承力筒结构包括筒体1、上端框2、下端框3、安装法兰4，上端框2和下端框3都内嵌于筒体1，并与筒体1一体成型，安装法兰4位于上端框2的下方，下端框3位于安装法兰4的下方，安装法兰4位于筒体1的下方。

所述下端框3的横截面为π字形的薄壁圆环，采用碳纤维复合材料，内嵌于筒体并通过角盒对与运载火箭连接位置进行局部加强。

所述上端框2的横截面为π字形的薄壁圆环，采用碳纤维复合材料，内嵌于筒体并通过角盒对与载荷连接位置进行局部加强。

所述筒体1为薄壁锥形筒，采用蜂窝夹层结构，内外蒙皮为变厚度铺层的全碳纤维复合材料并内置预埋梁。

所述安装法兰4的横截面为T字形的薄壁圆环，采用碳纤维复合材料，通过胶接与螺接方式连接于筒体1内侧与外侧。

实施例

本实施例涉及一种星箭对接采用复合材料端框的承力筒结构。

本实施例的承力筒为锥形承力筒，其包络尺寸为Φ3184mm×1570mm，下端框接口直径为Φ3124mm，上端框接口直径为Φ1850mm，承载能力为5t，通过对筒体蒙皮及上下端框材料参数的不同设计以适应不同的承载需求。

筒体为蜂窝夹层结构，内外蒙皮为碳纤维环氧树脂，蜂窝芯子为5A02铝合金，厚度20mm；内外蒙皮采用变厚度铺层，厚度由0.7mm渐变至0.9mm。